【技术实现步骤摘要】
一种GEO卫星化电混合推进变轨方法
[0001]本专利技术属于卫星轨道姿态动力学与控制
，尤其涉及一种GEO卫星化电混合推进变轨方法。
技术介绍
[0002]静止轨道卫星通常由运载火箭运送至地球同步转移轨道(GTO，Geosynchronous Transfer Orbit)，通过自身推进系统完成至目标轨道的转移变轨。随着卫星总体技术及电推进技术的发展，高比冲、小推力的电推进系统逐渐承担起静止轨道卫星变轨的任务。在卫星上配置化学推进、电推进2套推进系统。可以同时兼顾入轨时间、推进剂消耗等指标，更灵活地满足卫星不同飞行任务需求。化学推进系统大推力、低比冲工作时间短，其变轨过程可等效为脉冲变轨；电推进系统小推力、高比冲，通常采用连续全弧段点火变轨，两者混合工作的情况下，需要对化电混合推进变轨的策略及相关变轨参数进行优化设计，两者混合变轨形成一个复杂的混合优化问题，现有的优化计算过程复杂，计算结果可靠度不强。
技术实现思路
[0003]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种GEO卫星化电混...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种GEO卫星化电混合推进变轨方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤一：确定GEO卫星变轨过程初末状态参数；其中，变轨过程分为化推变轨、电推变轨2个阶段，先进行化推变轨、后进行电推变轨；步骤二：确定化推变轨方程；步骤三：确定电推变轨方程；步骤四：确定化电混合变轨优化模型，根据化电混合变轨优化模型得到化推段最优变轨参数；步骤五：根据化推段最优变轨参数、化推变轨方程、电推变轨方程得到化推推进剂消耗Δm
U
、电推推进剂消耗Δm
E
以及电推变轨时间ΔT
E
。2.根据权利要求1所述的GEO卫星化电混合推进变轨方法，其特征在于：在步骤一中，初始轨道参数为(a0,e0,i0,Ω0,ω0)、目标轨道参数为(a
f
,e
f
,i
f
,Ω
f
,ω
f
,θ
f
)，中间轨道参数记为(a
m
,e
m
,i
m
,Ω
m
,ω
m
)为待确定参数；其中，a0为初始轨道的半长轴，e0为初始轨道的偏心率，i0为初始轨道的倾角，Ω0为初始轨道的升交点赤经，ω0为初始轨道的近地点幅角；a
f
为目标轨道的半长轴，e
f
为目标轨道的偏心率，i
f
为目标轨道的倾角，Ω
f
为目标轨道的升交点赤经，ω
f
为目标轨道的近地点幅角，θ
f
为目标轨道的真近点角；a
m
为中间轨道的半长轴，e
m
为中间轨道的偏心率，i
m
为中间轨道的倾角，Ω
m
为中间轨道的升交点赤经，ω
m
为中间轨道的近地点幅角。3.根据权利要求1所述的GEO卫星化电混合推进变轨方法，其特征在于：在步骤二中，化推变轨方程为：(a
m
,e
m
,i
m
,Ω
m
,ω
m
)＝f(a0,e0,i0,Ω0,ω0,θ1,θ2,γ1,γ2,ΔV1,ΔV2)；其中，a
m
为中间轨道的半长轴，e
m
为中间轨道的偏心率，i
m
为中间轨道的倾角，Ω
m
为中间轨道的升交点赤经，ω
m
为中间轨道的近地点幅角，f(a0,e0,i0,Ω0,ω0,θ1,θ2,γ1,γ2,ΔV1,ΔV2)为函数，a0为初始轨道的半长轴，e0为初始轨道的偏心率，i0为初始轨道的倾角，Ω0为初始轨道的升交点赤经，ω0为初始轨道的近地点幅角；θ1为化推变轨第1次脉冲点火点的真近点角，θ2为化推变轨第2次脉冲点火点的真近点角，γ1为化推变轨第1次脉冲点火的并向轨道法向抬起仰角，γ2为化推变轨第2次脉冲点火的并向轨道法向抬起仰角，ΔV1为化推变轨第1次脉冲点火速度增量，ΔV2为化推变轨第2次脉冲点火速度增量。4.根据权利要求3所述的GEO卫星化电混合推进变轨方法，其特征在于：化推变轨采用双脉冲变轨，第1个脉冲在近地点附近，速度增量为ΔV1，点火点的真近点角为θ1，脉冲方向沿轨道切向，并向轨道法向抬起仰角γ1；第2个脉冲在远地点附近，速度增量为ΔV2，点火点的真近点角为θ2，脉冲方向沿轨道切向，并向轨道法向抬起仰角γ2；第1次脉冲点火前卫星轨道参数为(a0,e0,i0,Ω0,ω0,θ1)，转换成位置速度矢量：r
10
、V
10
，对应的轨道法向矢量n1，点火后卫星位置速度矢量变为r
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【专利技术属性】
技术研发人员：李强，王铮，刘铂，董婧，王敏，梁新刚，刘杰，王珏，
申请(专利权)人：中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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